一种用于RBCC发动机引射模态的全流道

本发明属于火箭基组合循环动力，尤其涉及一种用于rbcc发动机引射模态的全流道。

背景技术：

1、火箭基组合循环(rbcc)发动机是将火箭发动机和冲压发动机有机结合起来，其中火箭发动机具有较高的推重比，但是携带大量氧化剂使得比冲较低；冲压发动机结构简单，可以利用大气中的氧气，具有较高的比冲性能，但是在低速飞行时发动机性能过低甚至无法正常工作。因此充分利用两种推进方式的优势，可以使发动机在不同高度和马赫数下以最优的方式工作，同时具有高推重比和高比冲的特点。另外，rbcc发动机可以兼顾多种工作模态，实现各模态间的平稳过渡，具有自主水平起降、宽域多任务的工作特点，是未来空天运输的主要动力之一。

2、rbcc发动机工作在零速至进气道起动的这一阶段成为引射模态。引射模态是决定rbcc发动机能否零速启动的关键环节，主要是通过主火箭射流，将环境空气引射抽吸进入燃烧室，在燃烧室中组织二次燃烧获得推力增益提高发动机性能。针对rbcc发动机兼顾多模态的特点，引射模态需要与亚燃/超燃模态相匹配，但是亚/超燃模态所需的较大进气道收缩比和喷管膨胀比以及纯扩张型的燃烧室会降低引射模态的性能，并且限制了引射模态的流道设计，因此冲压流道的匹配原则仍需要进一步研究。另外，喷注二次燃料的位置和方式会影响火箭引射的空气量，进而影响推力和比冲性能，因此恰当的二次燃烧组织策略是引射模态设计工作的重要问题。针对这两大难题，行业内开展了大量研究。综合以往大量的发动机构型，仍存在诸多问题：采用单级火箭引射与空气接触面积小，对空气做功能力较弱，导致发动机引射抽吸空气能力不足；在兼顾多模态的同时，进气道收缩比选择不佳，导致气动阻力较大，引射比较小；二次燃烧产生较高的燃烧室压强，导致压力前传，进气道溢流严重；二次燃料和来流空气掺混不充分，导致二次燃烧效率低；燃烧室通道面积过小，火箭射流的抽吸作用减弱，导致引射空气量减少；固定结构的喷管构型不能兼顾各模态的工作需求。

技术实现思路

1、本发明的目的是提供一种用于rbcc发动机引射模态的全流道，在兼顾多模态的同时，具有更高的引射比和二次燃烧效率，进而提升了发动机的推力和比冲。

2、本发明采用以下技术方案：一种用于rbcc发动机引射模态的全流道，由自前向后依次连通的进气道、隔离段、燃烧室、喷管组成；

3、隔离段靠近进气道处设置有燃料支板；

4、隔离段与燃烧室的连通处设置有引射火箭；

5、燃烧室与喷管的连通处设置有外置火箭；

6、当来流马赫数为0～1.5时，引射火箭和外置火箭均打开使得发动机零速启动，在来流马赫数不断从1.5增大至2的过程中，不断减小引射火箭的流量，并且增大燃料支板燃料的喷注量，使得燃料和来流空气在隔离段充分掺混并进入燃烧室经引射火箭点火燃烧。

7、进一步地，燃料支板的喷注口位于隔离段上，其入口与外界燃料系统相连通。

8、进一步地，隔离段出口与入口的扩张比为1.4。

9、进一步地，燃烧室出口与入口的扩张比为1.98。

10、进一步地，燃烧室上安装引射火箭的位置处与燃烧室入口的扩张比为1.14。

11、进一步地，进气道由依次相连通的第一进气道和第二进气道组成，第一进气道倾斜向上且靠近飞行器进气入口设置、且出口与入口的收缩比为0.38，第二进气道的入口与第一进气道的出口相连通、且出口与入口的收缩比为0.54。

12、进一步地，喷管由位于上侧的固定壳体和位于下侧的活动封板组成，固定壳体为“n”形，活动封板位于固定壳体的下侧开口处、且与燃烧室活动连接，活动封板可沿其活动连接点上下活动，进而改变喷管的出口面积，以便适用于不同的来流马赫数。

13、进一步地，在引射模态下喷管出口与入口的收缩比为0.75；在亚燃/超燃模态下喷管出口与入口的扩张比为1.17。

14、一种用于rbcc发动机引射模态的全流道，全流道的发动机结构包括自前向后依次连接的连接板、进气壳体、隔离壳体、燃烧壳体和喷管；

15、连接板用于伸入飞行器的前体并与飞行器的进气凹槽相互配合形成进气通道，进气通道的后端为进气道；

16、隔离壳体上安装有燃料支板，燃料支板的出口位于隔离壳体内腔、且其入口靠近进气道设置；

17、燃烧壳体上安装有引射火箭，引射火箭的出口位于燃烧壳体的入口处；喷管上安装有外置火箭，外置火箭的出口位于喷管的入口处。

18、进一步地，燃料支板设置有两个且相互平行。

19、本发明的有益效果是：

20、本发明的进气道由两段第一进气道和第二进气道组成，第一进气道出口与入口的收缩比为0.38，可以更好的捕获来流空气，增加引射的空气量；第二进气道收缩比为0.54，使来流空气减速增压；

21、本发明的第一进气道倾斜向上设置，且上侧入口长于下侧入口，可以捕获更多的空气，增加引射的空气量。

22、本发明的隔离段的扩张比1.40，主要为了防止预燃激波串前移损伤进气道，并且有效防止燃烧室的反压前传，导致进气道溢流；另外，使来流空气进一步减速增压；

23、本发明的燃料支板将二次燃料分散喷射到流道内，由于发动机工作状态处在引射模态，来流总温较低，不足以点燃二次燃料，因此在隔离段喷注二次燃料可以使二次燃料和来流空气提前进行掺混，提高二次燃烧效率，缩短发动机长度；

24、本发明的燃烧室的扩张比为1.98，这是为了匹配亚/超燃模态；燃烧室长度适当加长，可以增加空气的流通面积，使火箭充分发挥引射抽吸作用；

25、本发明在燃烧室扩张比为1.14处设置引射火箭，引射火箭内部与燃料系统相连通，引射火箭出口与燃烧室入口相连通，高温高压的燃气经过引射火箭出口喷入燃烧室，与流道内空气发生剪切、卷吸作用，进而达到引射空气的目的；

26、本发明的喷管的活动封板可以上下摆动，在引射模态，活动封板位于上位，形成收缩型喷管，收缩比为0.75；亚燃/超燃模态时活动封板位于下位，形成扩张型喷管，扩张比为1.17；

27、本发明的外置火箭出口与喷管入口相连通，使得外置火箭产生的高温高压燃气经过外置火箭出口进入喷管进一步膨胀，可以产生较大的辅助推力，有利于发动机的零速启动，并提高引射模态性能。

技术特征：

1.一种用于rbcc发动机引射模态的全流道，其特征在于，由自前向后依次连通的进气道(1)、隔离段(3)、燃烧室(5)、喷管(7)组成；

2.根据权利要求1所述的一种用于rbcc发动机引射模态的全流道，其特征在于，所述燃料支板(2)的喷注口位于隔离段(3)上，其入口与外界燃料系统相连通。

3.根据权利要求1所述的一种用于rbcc发动机引射模态的全流道，其特征在于，所述隔离段(3)出口与入口的扩张比为1.4。

4.根据权利要求1所述的一种用于rbcc发动机引射模态的全流道，其特征在于，所述燃烧室(5)出口与入口的扩张比为1.98。

5.根据权利要求1所述的一种用于rbcc发动机引射模态的全流道，其特征在于，所述燃烧室(5)上安装引射火箭(4)的位置处与燃烧室(5)入口的扩张比为1.14。

6.根据权利要求1所述的一种用于rbcc发动机引射模态的全流道，其特征在于，所述进气道(1)由依次相连通的第一进气道和第二进气道组成，所述第一进气道倾斜向上且靠近飞行器进气入口设置、且出口与入口的收缩比为0.38，所述第二进气道的入口与第一进气道的出口相连通、且出口与入口的收缩比为0.54。

7.根据权利要求1所述的一种用于rbcc发动机引射模态的全流道，其特征在于，所述喷管(7)由位于上侧的固定壳体和位于下侧的活动封板组成，所述固定壳体为“n”形，所述活动封板位于固定壳体的下侧开口处、且与燃烧室(5)活动连接，所述活动封板可沿其活动连接点上下活动，进而改变喷管(7)的出口面积，以便适用于不同的来流马赫数。

8.根据权利要求1所述的一种用于rbcc发动机引射模态的全流道，其特征在于，在引射模态下所述喷管(7)出口与入口的收缩比为0.75；在亚燃/超燃模态下所述喷管(7)出口与入口的扩张比为1.17。

9.一种用于rbcc发动机引射模态的全流道，其特征在于，所述全流道的发动机结构包括自前向后依次连接的连接板(8)、进气壳体(11)、隔离壳体(9)、燃烧壳体(10)和喷管(7)；

10.根据权利要求9所述的一种用于rbcc发动机引射模态的全流道，其特征在于，所述燃料支板(2)设置有两个且相互平行。

技术总结本发明公开了一种用于RBCC发动机引射模态的全流道，由自前向后依次连通的进气道、隔离段、燃烧室、喷管组成；隔离段靠近进气道处设置有燃料支板；隔离段与燃烧室的连通处设置有引射火箭；燃烧室与喷管的连通处设置有外置火箭；本发明在兼顾多模态的同时，具有更高的引射比和二次燃烧效率，进而提升了发动机的推力和比冲。技术研发人员：叶进颖,林翔宇,戴淼,秦飞,魏祥庚受保护的技术使用者：西北工业大学技术研发日：技术公布日：2024/6/18